[发明专利]一种航天器协同观测与容错抗干扰控制方法

权利要求书

1.一种航天器协同观测与容错抗干扰控制方法，其特征在于，所述一种航天器协同观测与容错抗干扰控制方法包括以下步骤：

步骤一：在外界干扰、测量误差、执行机构故障等复杂情形下，将航天器姿态动力学方程表示为状态空间模型；

步骤二：对于外界干扰项和执行机构故障项分别引入中间状态变量，建立两者与系统状态之间的联系，并基于系统的输出构建姿态、故障、干扰协同观测器；

步骤三：基于姿态、故障、干扰协同观测器的输出，进行容错抗干扰控制器的设计；

步骤四：将设计的控制器代入步骤一所述航天器姿态动力学模型，得到闭环姿控系统；

步骤五：设计Lyapunov函数，依据线性矩阵不等式理论，推导输入饱和条件下闭环系统具有二次稳定性，输出满足鲁棒H_∞性能约束的充分条件；

步骤六：利用MATLAB工具箱求解观测器和控制器的增益矩阵，代入航天器闭环姿态控制系统，实现对外界干扰和执行机构故障的估计，使航天器姿态角、角速度达到稳定状态；

步骤一具体通过考虑外界干扰、测量误差、执行机构故障等多源扰动，在小角度假设条件下，将航天器姿态动力学方程表示为状态空间模型，具体流程如下：

定义θ，ψ分别代表航天器滚转、俯仰和偏航三个姿态角，表示轨道角速度，w(t)表示外界干扰，v(t)表示测量误差，f(t)表示执行机构故障，记u(t)＝[T_cx T_cy T_cz]^T，假设航天器在圆轨道上运行，其本体坐标系为惯性主轴坐标系，航天器能提供沿三个坐标轴方向互相垂直的控制力矩，在小角度条件下，航天器的姿态动力学模型可表示为：

其中，I_x，I_y，I_z表示三轴方向惯性矩阵的分量，T_cx，T_cy，T_cz表示三轴方向控制力矩，为对应的分布矩阵系数，当航天器执行机构发生故障时有

步骤二具体通过针对外界干扰项和执行机构故障项引入双中间状态变量，并基于此构建姿态、故障、干扰协同观测器，具体流程如下：

定义变量ε和ξ具有如下形式：

记为x(t)，y(t)，ε(t)，ξ(t)，w(t)，f(t)的估计值，L是状态观测器的增益矩阵，则姿态、故障、干扰协同观测器具有如下形式：

从而实现对干扰和故障信号的重构：

步骤三具体通过利用观测器的输出，设计容错抗干扰控制器，具体流程如下：

为列满秩矩阵，记为的Penrose逆矩阵，利用系统状态、外界干扰、执行机构故障的估计值，设计具有如下结构的控制器：

其中，K是状态反馈增益矩阵，分别代表外界干扰补偿项和执行机构故障补偿项，

步骤四具体通过将控制器代入航天器姿态动力学模型，构建闭环控制系统状态方程，具体形式如下：

定义观测误差形式如下：

记总扰动扩展状态则可以得到闭环系统状态方程：

其中，

步骤五具体通过设计Lyapunov函数，利用线性矩阵不等式理论推导输入受限情况下闭环系统二次稳定且输出满足鲁棒H_∞性能约束的充分条件，具体流程如下：

对于实际在轨运行的航天器，其执行机构存在饱和上限，则其任意轴向的控制力矩应存在以下约束：

u_i(t)＝sign(u_i(t))min{|u_i(t)|,u_i max}(i＝x,y,z)

其中，u_i max为控制力矩的幅值；

设计Lyapunov函数：

对于给定P₀＞0，τ_i＞0(i＝1,2)，κ_s＞0(s＝1,2)，k₀＞0假设存在对称正定矩阵P₁，P₂，P₃，P₄和正常数γ，若闭环系统在步骤三所述的控制器作用下具有步骤五所述的二次稳定性并且输出满足鲁棒H_∞性能约束，则在输入受限的条件下，矩阵K和H可以通过求解以下线性矩阵不等式组得到：

P₀(A-B₁K)+(A-B₁K)^TP₀0

其中，

H＝P₂L

由矩阵P₂和H，可以得到观测器增益矩阵

步骤六具体通过利用MATLAB工具箱进行求解线性矩阵不等式，代入闭环控制系统，实现对航天器姿态、故障、干扰的协同观测，并使其姿态角、角速度达到稳定状态，具体流程如下：

利用MATLAB工具箱的线性矩阵不等式求解器对于步骤五所述的不等式组进行求解，可以得到控制器增益矩阵K和观测器增益矩阵L，代入步骤四所描述的闭环姿态控制系统，可实现航天器的容错抗干扰姿态稳定控制。